Уменьшение скорости в поле течения на входе в движитель

Уменьшение скорости в поле течения на входе в движитель

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Уровень техники

На фиг.1 приведены типовые зависимости тягового (пропульсивного) к.п.д. от числа Маха (М) в виде кривых 102/104/106/108, относящихся к нескольким типам движительных систем. Как показано на фиг.1, менее скоростные летательные аппараты (со скоростью полета в диапазоне от 0,4 до 0,6 М) обычно имеют более эффективные движители. Открытые (незакапотированные), т.е. не заключенные во внешние обечайки или корпуса, воздушные винты могут обладать очень высоким тяговым к.п.д., превращая в тягу до 90% развиваемой двигателем мощности. Как показывает кривая 104, при скоростях полета выше 0,7 М воздушные винты становятся менее экономичными, поскольку скорость обтекания лопастей вращающегося воздушного винта приближается к значению 1,0 М, характеризующемуся увеличением аэродинамического сопротивления, или превышает это значение. У высокоскоростных воздушных винтов есть и дополнительные недостатки в отношении шумности, веса, сложности и стоимости.

По этой причине, как показывает кривая 108, на современных транспортных и пассажирских самолетах обычно используются турбовентиляторные двигатели, поскольку эти самолеты летают на скоростях 0,75…0,85 М, которые слишком велики для применяемых на практике воздушных винтов. Турбовентиляторные двигатели, как правило, имеют большее паразитное сопротивление и меньшую ометаемую лопатками площадь по сравнению с турбовинтовыми двигателями, при этом турбовентиляторы обычно превращают в тягу лишь около 70% мощности, развиваемой на валу двигателя.

На долю топлива приходится приблизительно половина прямых эксплуатационных расходов на воздушное судно, а будущее может принести более высокие цены на топливо и повышенные экологические издержки, такие как налог на выбросы углекислого газа. Рост цен на топливо и ужесточение конкуренции между производителями летательных аппаратов обусловливают насущную потребность в более экономичных летательных аппаратах.

Раскрытие изобретения

Настоящее изобретение в целом относится к авиастроению. В частности, настоящее изобретение относится к конструированию движительных, или пропульсивных, систем и аэродинамических поверхностей летательных аппаратов.

Предметом изобретения являются система и способы для уменьшения скорости в поле течения на входе в движитель, в частности воздушный винт. Предлагается модифицировать аэродинамическую конструкцию, выполненную в виде крыла, создав таким образом под крылом область с уменьшенным отклонением скоростей в поле течения, и расположить в этой области воздушный винт или иной движитель. Технический результат заключается в том, что движитель, в частности воздушный винт, может работать с более высокой эффективностью при более высоких скоростях полета летательного аппарата.

В одном примере осуществления изобретения способ уменьшения скорости в поле течения на входе в воздушный винт предусматривает модифицирование аэродинамической конструкции, выполненной в виде крыла, для создания области поля течения с уменьшенной скоростью. Способ также предусматривает расположение движителя в находящейся под крылом области поля течения с уменьшенной скоростью.

Также предложена система для уменьшения скорости в поле течения на входе в движитель, включающая в себя модификатор аэродинамической

конструкции, выполненной в виде крыла, и движитель. Модификатор аэродинамической конструкции выполнен подходящей формы, или спрофилирован, для уменьшения скорости в поле течения в области, находящейся под крылом и вблизи модификатора аэродинамической конструкции. Таким образом, модификатор аэродинамической конструкции создает под крылом область поля течения с уменьшенным отклонением скоростей. Движитель расположен в этой находящейся под крылом области поля течения с уменьшенным отклонением скоростей.

Также предложен способ создания системы для уменьшения скорости в поле течения на входе в движитель, предусматривающий модифицирование аэродинамической конструкции, выполненной в виде крыла. Модификатор аэродинамической конструкции выполнен подходящей формы, или спрофилирован, для уменьшения скорости поля течения в области, находящейся под крылом и вблизи модификатора аэродинамической конструкции, для создания области поля течения с уменьшенной скоростью. Способ также предусматривает расположение движителя в находящейся под крылом области поля течения с уменьшенной скоростью.

Это краткое изложение сущности изобретения приведено для представления в упрощенной форме предлагаемых в изобретении решений, далее рассматриваемых ниже в подробном описании осуществления изобретения. Это краткое изложение сущности изобретения не предназначено для определения ключевых особенностей или существенных признаков заявленного изобретения, а также не предназначено для использования в качестве вспомогательной информации при определении объема охраны заявленного изобретения.

Краткое описание чертежей

Для более полного понимания сущности изобретения ниже приведено его подробное описание, поясняемое чертежами, на которых однотипные элементы обозначены подобными номерами позиций. Чертежи приведены для пояснения описания и не ограничивают возможностей осуществления изобретения и объема притязаний. Чертежи могут быть выполнены не в масштабе. На чертежах показано:

на фиг. 1 - графики, иллюстрирующие зависимость тягового к.п.д. от скорости,

на фиг. 2 - схема последовательности операций, иллюстрирующая методологию производства и эксплуатации летательного аппарата,

на фиг.3 - блок-схема летательного аппарата,

на фиг.4 - изображение летательного аппарата, имеющего систему для уменьшения скорости в поле течения в одном примере осуществления изобретения,

на фиг.5 - изображение поля течения вокруг профиля крыла летательного аппарата, показанного на фиг.4, с областью поля течения с уменьшенной скоростью в одном примере осуществления изобретения,

на фиг.6 - структурная схема системы для уменьшения скорости в поле течения в одном примере осуществления изобретения,

на фиг.7 - блок-схема процесса уменьшения скорости в поле течения в одном примере осуществления изобретения,

на фиг.8 - блок-схема процесса создания системы для уменьшения скорости в поле течения в одном примере осуществления изобретения,

на фиг.9 - распределение подъемной силы по размаху крыла летательного аппарата, имеющего систему для уменьшения скорости в поле течения в одном примере осуществления изобретения,

на фиг.10 - изображение области равномерности скоростей потока для воздушного винта с прямыми лопастями в одном примере осуществления изобретения,

на фиг.11 - изображение области равномерности скоростей потока для воздушного винта с саблевидными лопастями в одном примере осуществления изобретения,

на фиг.12 - изображение летательного аппарата с увеличенной длиной хорды крыла вблизи воздушного винта в одном примере осуществления изобретения,

на фиг.13 - изображение модификаторов аэродинамической конструкции, представляющих собой дополнительные конструкции для уменьшения скорости в поле течения в одном примере осуществления изобретения,

на фиг.14 - изображение поля течения вокруг симметричного профиля крыла летательного аппарата с отклоненным закрылком или щитком в одном примере осуществления изобретения,

на фиг.15 - изображение поля течения с неравномерностью скоростей вокруг профиля аэродинамической поверхности,

на фиг.16 - изображение поля течения, показывающее область равномерности скоростей в поле течения вблизи конструктивного модификатора на нижней стороне профиля крыла в одном примере осуществления изобретения,

на фиг.17 - изображение поля течения, показывающее область равномерности скоростей в поле течения вблизи конструктивного модификатора на нижней стороне профиля крыла в одном примере осуществления изобретения,

на фиг.18 - изображение поля течения, показывающее область равномерности скоростей в поле течения для положительного угла атаки в одном примере осуществления изобретения,

на фиг.19 - изображение поля течения, показывающее область равномерности скоростей в поле течения вблизи конструктивного модификатора на нижней стороне профиля крыла для положительного угла атаки в одном примере осуществления изобретения,

на фиг.20 - изображение поля течения, показывающее область равномерности скоростей в поле течения вблизи конструктивного модификатора около передней кромки профиля крыла в одном примере осуществления изобретения,

на фиг.21 - изображение поля течения, показывающее уменьшение скорости у передней кромки в одном примере осуществления изобретения,

на фиг.22 - изображение поля течения, показывающее уменьшение скорости у передней кромки при угле атаки 5° в одном примере осуществления изобретения,

на фиг.23 - изображение поля течения, показывающее уменьшение скорости для искривленного профиля аэродинамической поверхности в одном примере осуществления изобретения,

на фиг.24 - уменьшение скорости для профиля аэродинамической поверхности с увеличенной кривизной хвостовой части в одном примере осуществления изобретения,

на фиг.25 - изображение поля течения, показывающее уменьшение скорости для увеличенной кривизны хвостовой части профиля аэродинамической поверхности и конструктивный модификатор в одном примере осуществления изобретения,

на фиг.26 - изображение поля течения, показывающее расположение воздушного винта в области равномерности скоростей в одном примере осуществления изобретения,

на фиг.27 - изображение поля течения, показывающее расположение воздушного винта в области равномерности скоростей в случае комбинации крыла и подкоса в одном примере осуществления изобретения,

на фиг.28 - изображение поля течения, показывающее расположение воздушного винта в области равномерности скоростей в случае комбинации крыла и подкоса в одном примере осуществления изобретения,

на фиг.29 - изображение поля течения, показывающее расположение воздушного винта в области равномерности скоростей в случае комбинации крыла и подкоса в одном примере осуществления изобретения,

на фиг.30 - изображение поля течения, показывающее область равномерности скоростей в случае комбинации крыла и подкоса в одном примере осуществления изобретения.

Подробное описание

Нижеследующее описание приведено для раскрытия примеров осуществления изобретения и не предназначено для ограничения объема, области применения или использования изобретения. Конкретные устройства, методы и случаи применения описываются ниже только в качестве примеров. Специалисту должны быть понятны возможности видоизменения рассмотренных в данном описании примеров, а общие принципы, раскрытые в описании, могут использоваться в приложении к другим примерам и случаям применения изобретения без выхода за рамки сущности и объема изобретения. Объем изобретения определяется его формулой и не должен ограничиваться примерами, описанными ниже и показанными на чертежах.

Варианты осуществления изобретения могут быть описаны в форме компонентов функциональных или структурных схем и/или алгоритмов и различных стадий процессов. Следует иметь в виду, что компоненты таких схем или шаги алгоритмов могут быть реализованы любым количеством аппаратных, программных и/или аппаратно-программных компонентов, настроенных для выполнения заданных функций. Для краткости изложения подробные сведения об обычных средствах и методах, относящихся к аэродинамике, конструкциям транспортных средств, динамике жидкостей и газов, и других функциональных аспектах описываемых систем (и отдельных компонентах таких систем) в данном описании могут не приводиться. Кроме того, специалистам должно быть понятно, что настоящее изобретение может быть осуществлено в сочетании с различными аппаратными и программными средствами, а рассматриваемые ниже варианты осуществления изобретения представлены исключительно в качестве примера.

Варианты осуществления изобретения описаны ниже в контексте его практического и не ограничивающего применения, а именно воздушного винта летательного аппарата. Однако возможности осуществления изобретения не ограничиваются такими приложениями, относящимися к воздушным винтам летательных аппаратов, а приведенные в описании средства и методы также могут использоваться в других практических приложениях. В качестве неограничивающего примера, осуществление изобретения возможно в приложении к турбовентиляторам, винтовентиляторам, бестуннельным вентиляторам, гребным винтам судов, ветряным турбинам, катерам с воздушными винтами и т.п.

Как должно быть ясно специалисту после прочтения данного описания, рассмотренные ниже варианты осуществления изобретения являются примерами, а функции изобретения не ограничиваются этими примерами. Могут использоваться также другие варианты осуществления изобретения, а в рассмотренные выше варианты могут быть внесены конструктивные изменения, не выходящие за рамки сущности и объема настоящего изобретения.

В частности, как показано на чертежах, осуществление изобретения можно описать в контексте способа 200 производства и эксплуатации летательного аппарата, представленного на фиг.2, и летательного аппарата 300, представленного на фиг.3. Во время подготовки к производству иллюстрируемый способ 200 может включать этап 204 подготовки технического задания и проектирования летательного аппарата 300, а также этап 206 закупки материалов. В процессе производства осуществляются этап 208 изготовления компонентов и узлов и этап 210 их окончательной сборки при изготовлении летательного аппарата 300. Затем следует этап 212 сертификации и поставки летательного аппарата 300 с целью ввода его в эксплуатацию на этапе 214. В процессе эксплуатации летательного аппарата 300 заказчиком осуществляются его плановое техническое обслуживание и текущий ремонт на этапе 216 (который также может включать внесение конструктивных изменений, переоборудование, восстановительный ремонт и т.д.).

Каждый из процессов способа 200 может выполняться системным интегратором (предприятием, осуществляющим окончательную сборку), третьей стороной и/или эксплуатантом (например, заказчиком). В контексте настоящего описания системный интегратор может включать, без ограничений, любое число производителей летательных аппаратов и субподрядчиков по основным системам, третья сторона может включать, без ограничений, любое число продавцов, субподрядчиков и поставщиков, а в качестве эксплуатанта может выступать авиакомпания, лизинговая компания, воинская часть, сервисная организация и т.д.

Как показано на фиг.3, летательный аппарат 300, изготавливаемый способом 200, представленным в иллюстративном примере, может содержать планер 318 с несколькими системами 320 и интерьером 322, Примеры систем 320 высокого уровня включают одну или несколько силовых установок 324 (движительных систем), электрическую систему 326, гидравлическую систему 328, систему 330 жизнеобеспечения и систему 332 уменьшения скорости в поле течения. Также может использоваться любое число других систем. Хотя представленный пример относится к авиакосмической отрасли, варианты осуществления настоящего изобретения могут использоваться и в других отраслях.

Устройства и способы, представленные в настоящем описании, могут применяться на любом одном или нескольких этапах способа 200. Например, компоненты или узлы, соответствующие производственному процессу 208, могут изготавливаться аналогично компонентам и узлам, изготавливаемым в процессе эксплуатации летательного аппарата 300. Кроме того, один или несколько вариантов выполнения предлагаемого в изобретении устройства или системы, вариантов осуществления предлагаемого в изобретении способа или их комбинация могут использоваться на этапах 208 и 210 производства, например, значительно ускоряя сборку летательного аппарата 300 или уменьшая его стоимость. Аналогичным образом, один или несколько вариантов выполнения предлагаемого в изобретении устройства, вариантов осуществления предлагаемого в изобретении способа или их комбинация могут использоваться при нахождении летательного аппарата 300 в эксплуатации, в качестве неограничивающего примера, на этапе 216 технического обслуживания и текущего ремонта.

Изобретение обеспечивает увеличение тягового к.п.д. летательного аппарата путем создания возможности работы движителя в поле течения, скорость которого меньше скорости полета летательного аппарата. Видоизменяя форму крыла, фюзеляжа, управляющей поверхности и других частей летательного аппарата, можно создать широкую область уменьшенной скорости поля течения для размещения в ней движительной установки. Это позволяет повысить тяговый к.п.д. летательного аппарата по сравнению с обычно возможным. Уменьшение скорости на входе движительную установку также может сделать возможным применение иного типа движителя, например воздушного винта вместо турбовентилятора, что дает значительное увеличение тягового к.п.д.

На фиг.4 в качестве примера осуществления изобретения изображен летательный аппарат 430, имеющий систему 400 уменьшения скорости в поле течения (система 400). Система 400 включает в себя движитель 402, крыло 404 определенного профиля 428, фюзеляж 406, нижний подкос 408, наклонный подкос 410 и вспомогательный подкос 412.

Движитель 402 (воздушный винт 402) может включать в себя, в качестве неограничивающего примера, воздушный винт, воздушный винт в составе силовой установки с разнесенными в стороны винтами противоположного вращения, воздушный винт в составе силовой установки с соосными винтами противоположного вращения, турбовентилятор (например, редукторный или безредукторный), винтовентилятор, бестуннельный вентилятор, высокоскоростной одиночный воздушный винт, высокоскоростные воздушные винты в составе силовой установки с разнесенными в стороны винтами противоположного вращения, высокоскоростной воздушный винт в составе силовой установки с соосными винтами противоположного вращения, вентилятор в кольцевом обтекателе и т.п. Движитель 402 расположен относительно крыла 404, фюзеляжа 406, нижнего подкоса 408, наклонного подкоса 410 и вспомогательного подкоса 412 таким образом, что он находится в области поля течения, имеющей уменьшенную скорость, например в области 502 поля течения с уменьшенной скоростью (фиг.5). Кроме того, область 502 поля течения с уменьшенной скоростью создается таким образом, чтобы контуры 506 поля течения вблизи движителя 402 (поверхности 504 работы движителя на фиг.5) характеризовались минимизированным отклонением скоростей. Таким образом, движитель 402 расположен в области 502 поля течения с уменьшенным отклонением скоростей (фиг.5).

Понятие "поле течения" означает векторное поле частиц среды, а понятие "скорость" как векторная величина характеризует быстроту и направление движения частицы среды, поля течения среды или летательного аппарата. В данном описании понятия "область 502 поля течения с уменьшенной скоростью", и "область 502 поля течения с уменьшенным отклонением скоростей" могут использоваться взаимозаменяемо.

На фиг.4 изображен двухдвигательный самолет, в частности летательный аппарат 430 с воздушным(-ыми) винтом(-ами) 402. Специалистам должно быть понятно, что в различных вариантах осуществления изобретения могут использоваться многие другие компоновочные схемы. В качестве неограничивающего примера, может использоваться схема с одним двигателем, с двигателем, приводящим в действие несколько движителей, четырьмя двигателями, установленными на крыле, различным числом двигателей, установкой двигателей в хвосте летательного аппарата и т.п.

Наличие подкоса 408/410/412 может обеспечить еще большее уменьшение скорости поля течения и/или может увеличить размер области 502 поля течения с уменьшенной скоростью. Подкос 408/410/412 также может служить опорой для крыла 404 и может уменьшить потребную глубину (длину хорды) профиля 428 крыла вблизи воздушного винта 402. Это позволяет профилировать крыло 404 для усиления полезного результата в отношении скорости поля течения.

Крыло 404, фюзеляж 406, нижний подкос 408, наклонный подкос 410 и вспомогательный подкос 412 могут иметь конструктивный модификатор, выполненный для того, чтобы оказывать влияние на поле течения вблизи, соответственно, крыла 404, фюзеляжа 406, нижнего подкоса 408, наклонного подкос 410 и вспомогательного подкоса 412. Конструктивный модификатор может включать в себя, в качестве неограничивающего примера, увеличенную толщину аэродинамической конструкции, дополнительную конструкцию, выпуклость на аэродинамической конструкции, модифицированную контурную линию, выемку в аэродинамической конструкции, удлинение аэродинамической конструкции, наращивание аэродинамической конструкции, уширение аэродинамической конструкции и т.п., предназначенные для уменьшения скорости в поле течения и/или повышения равномерности поля течения. Равномерность поля течения может определяться, в качестве неограничивающего примера, областью параллельных линий потока с по существу постоянной скоростью. Выражение "по существу постоянная скорость" может включать в себя, в качестве неограничивающего примера, небольшие отклонения от среднего значения, например в пределах двух градусов по направлению и 0,02 - по числу Маха и т.п.

Придавать определенную форму профилю (поперечному сечению) крыла 404, подкосов 408/410/412 и других конструкций для улучшения условий работы воздушного винта 402 необходимо лишь вблизи места расположения воздушного винта 402. Внутрь и наружу по размаху от воздушного винта 402 крыло 404 будет возвращаться к своей более традиционной форме.

В одном примере осуществления изобретения используется внешнее подкрепление крыла, например наклонным подкосом 410. Преимуществом этого варианта осуществления изобретения является возможность использования тонких профилей крыла, так как для тонкого крыла скорость воздуха, обтекающего его верхнюю и нижнюю поверхности, при том же коэффициенте подъемной силы будет меньшей. Внешнее подкрепление крыла с помощью подкосов позволяет использовать более тонкие профили крыла без значительного увеличения веса, как в случае консольного крыла. Поэтому данный вариант позволяет получить от использования подкосного крыла еще больший выигрыш.

В одном примере осуществления изобретения используется увеличенное поперечное сечение фюзеляжа. Расстояние от законцовок лопастей до поверхности земли может ограничивать размер воздушного винта для летательного аппарата, имеющего фюзеляж 406 меньшего размера. Использование фюзеляжа 406 большего размера в поперечном сечении позволяет увеличить высоту расположения крыла 404 над уровнем земли. Применение двухпалубного или увеличенного в поперечном сечении фюзеляжа 406 (например, фюзеляжа с двумя проходами между креслами вместо одного) облегчает установку высокорасположенного крыла, поднятого на большее расстояние от уровня земли.

Изобретение позволяет уменьшить сопротивление трения обшивки расположенных под крылом 404 элементов конструкции. В соответствующих вариантах осуществления изобретения под крылом 404 образуется область уменьшенной скорости, и поскольку сопротивление трения обшивки пропорционально квадрату скорости, с уменьшением скорости уменьшается сопротивление трения обшивки. Поэтому гондолы (на чертежах не показаны), пилоны, например пилон 426 двигателя, кок воздушного винта (на чертежах не показан) и т.п., будут иметь меньшее сопротивление трения обшивки, если они в соответствии с изобретением расположены в области 502 поля течения с уменьшенной скоростью.

Неравномерность скоростей и направлений движения воздушного потока на входе в диск, сметаемый лопастями 414 воздушного винта 402, может отрицательно повлиять на эффективность воздушного винта 402. По этой причине воздушные винты размещают там, где возмущения потока очень малы. Например, перед крылом более крупного летательного аппарата и на носу меньшего летательного аппарата.

Если неравномерность скоростей и направлений воздушного потока на входе в воздушный винт 402 (входной поток) постоянна, но при этом симметрична относительно всех плоскостей вращения, таких как плоскость 420 вращения, проходящая через продольную ось 418 воздушного винта 402, то лопасти 414 можно спрофилировать таким образом, чтобы избежать значительного влияния на характеристики воздушного винта 402. Однако турбулентность и неравномерные неустойчивые возмущения потока по скорости (числу Маха) и направлению приведут к изменению нагрузки на лопасти 414 и ухудшению характеристик воздушного винта 402.

Изобретение позволяет выравнивать воздушный поток на входе в воздушный винт 402 по продольной оси 418 воздушного винта 402 при изменяющихся углах атаки летательного аппарата. Например, крыло 404 над воздушным винтом 402 может спрямлять воздушный поток на входе в воздушный винт 402 в большей степени, чем на входе в воздушный винт (на чертежах не показан), вынесенный далеко вперед от крыла 404. Изобретение позволяет уменьшить разброс чисел Маха воздушного потока на входе в диск (например, поверхность 504 работы движителя на фиг.5), сметаемый вращающимися лопастями 414 воздушного винта 402, тем самым уменьшая потери эффективности воздушного винта 402.

На фиг.5 изображен пример поля течения вокруг профиля 428 крыла 404 летательного аппарата 430 (фиг.4) и показана область 502 поля течения с уменьшенной скоростью вблизи поверхности 504 работы движителя, расположенной под профилем 428 крыла 404. Область 502 поля течения с уменьшенной скоростью может включать в себя, в качестве неограничивающего примера, область векторного поля частиц воздуха, движущихся со скоростью, уменьшенной относительно свободного (набегающего) потока 416, с обеспечением по существу постоянной скорости. Линия потока может включать в себя, в качестве неограничивающего примера, траекторию движения частицы воздуха и т.п. Свободный поток 416 может включать в себя, в качестве неограничивающего примера, невозмущенный воздух на удалении от летательного аппарата 430 и т.п. Поверхность 504 работы движителя может включать в себя, в качестве неограничивающего примера, диск или плоскость, в которой работает движитель 402, и т.п.

На фиг.6 изображен пример реализации системы 600 для уменьшения скорости в поле течения в одном примере осуществления изобретения. Система 600 может включать в себя аэродинамическую конструкцию 602, модификатор 604 аэродинамической конструкции, движитель 606, аэродинамический орган 608 управления и управляющее устройство 610. Аэродинамическая конструкция 602, модификатор 604 аэродинамической конструкции, движитель 606, аэродинамический орган 608 управления и управляющее устройство 610 могут быть связаны друг с другом различными соединительными средствами 612.

Аэродинамическая конструкция 602 может включать в себя, в качестве неограничивающего примера, крыло 404, фюзеляж 406, нижний подкос 408, наклонный подкос 410, вспомогательный подкос 412, концевое крылышко (винглет), руль высоты, спойлер, руль направления, элерон, элевон и т.п. Аэродинамическая конструкция 602 выполнена с возможностью изменения первого физического свойства для управления областью 502 поля течения с уменьшенной скоростью (фиг.5). Изменение первого физического свойства может включать в себя, в качестве неограничивающего примера, изменение формы аэродинамической конструкции 602, изменение положения закрылка 1404 (фиг.14), изменение положения аэродинамической конструкции 602 и т.п. Закрылок 1404 может быть шарнирно навешенной или выдвижной частью аэродинамической конструкции 602, используемой для управления подъемной силой.

Модификатор 604 аэродинамической конструкции может включать в себя, в качестве неограничивающего примера, конструкцию вогнутой формы, такую как выпуклость, модифицированную контурную линию, увеличенную толщину аэродинамической конструкции, выемку в ней, удлинение, наращивание, уширение аэродинамической конструкции и т.п. Модификатор 604 аэродинамической конструкции выполнен с возможностью изменения второго физического свойства для управления областью 502 поля течения с уменьшенной скоростью (область с уменьшенным отклонением скоростей в поле течения). Изменение второго физического свойства может включать в себя, в качестве неограничивающего примера, изменение формы модификатора аэродинамической конструкции, изменение положения закрылка 1404 (фиг.14), изменение положения аэродинамической конструкции 602, комбинацию этих приемов и т.п.

Движитель 606 (поз.402 на фиг.4) может включать в себя, в качестве неограничивающего примера, воздушный винт, турбовентилятор, винтовентилятор, воздушный винт в составе силовой установки с разнесенными в стороны винтами противоположного вращения, воздушный винт в составе силовой установки с соосными винтами противоположного вращения, бестуннельный вентилятор и т.п.

Аэродинамический орган 608 управления может включать в себя, в качестве неограничивающего примера, закрылок или щиток (например закрылок 1404), элерон, спойлер, концевое крылышко (винглет), руль высоты, руль направления, элерон, элевон, их комбинацию и т.п.

Управляющее устройство 610 может включать в себя, в качестве неограничивающего примера, процессорный модуль 614, модуль 616 памяти и т.п. Управляющее устройство 610 выполнено с возможностью управления аэродинамическим органом 608 управления для воздействия на область 502 поля течения с уменьшенной скоростью вблизи движителя 606 (поверхность 504 работы движителя на фиг.5).

В качестве неограничивающего примера, для управления скоростью 422 вращения лопастей (фиг.4) в плоскости 420 вращения движителя 606 может использоваться активное управление скоростью 422 вращения лопастей (фиг.4) в плоскости 420 вращения (фиг.4) движителя 606, отклонение закрылка или щитка (например, закрылка 1404 на фиг.14), разрезная задняя кромка (на чертежах не показана), щиток Герни/расходящаяся задняя кромка (DTE) (на чертежах не показана), или устройство механизации передней кромки (опускаемая передняя кромка) (на чертежах не показана). Таким образом, скорость 422 вращения лопастей подстраивается к изменениям режима полета. Например, во время набора высоты после взлета может потребоваться более высокое отношение скорости диска воздушного винта (величина скорости 422 вращения лопастей) к скорости свободного потока 416 (величина скорости свободного потока 416), чем на наибольшей крейсерской скорости.

Процессорный модуль 614 содержит логические схемы обработки информации, настроенные для выполнения функций, методов и операций обработки данных, связанных с работой системы 600. В частности, логические схемы обработки информации настроены на поддержку рассматриваемой в данном описании системы 600. Например, для управления скоростью 422 вращения лопастей (фиг.4) в плоскости 420 вращения движителя 606 с обеспечением подстройки скорости 422 вращения лопастей к изменениям режима полета процессорный модуль 614 может осуществлять: активное управление скоростью 422 вращения лопастей в плоскости 420 вращения (фиг.4) движителя 606, отклонение закрылка 1404 (фиг.14), отклонение устройства механизации передней кромки и т.п.

Процессорный модуль 614 может быть реализован с применением процессора общего назначения, ассоциативного запоминающего устройства, цифрового сигнального процессора, специализированной интегральной схемы, программируемой пользователем вентильной матрицы, любого подходящего программируемого логического устройства, логического элемента на дискретных компонентах или транзисторной логики, дискретных аппаратных компонентов или их любой комбинации, рассчитанных на выполнение рассматриваемых в данном описании функций. Таким образом, процессор может быть выполнен в виде микропроцессора, контроллера, микроконтроллера, конечного автомата и т.п. Процессор также может быть реализован комбинацией вычислительных устройств, например комбинацией цифрового сигнального процессора и микропроцессора, несколькими микропроцессорами, одним или несколькими микропроцессорами в сочетании с ядром цифрового сигнального процессора или любыми другими такими конфигурациями.

Модуль 616 памяти может содержать область хранения данных с памятью, отформатированной для поддержки работы системы 600. Модуль 616 памяти выполнен с возможностью хранения, поддержания целостности и выдачи данных, когда это необходимо для поддержки функциональности системы 600. Например, в модуле 616 памяти может храниться информация о полетной конфигурации, скорости 422 вращения лопастей и т.п.

В практических вариантах осуществления изобретения модуль 616 памяти может включать в себя, в качестве неограничивающего примера, энергонезависимое запоминающее устройство (энергонезависимую полупроводниковую память, накопитель на жестких магнитных дисках, накопитель на оптических дисках и т.п.), запоминающее устройство с произвольной выборкой (например, статическое запоминающее устройство с произвольной выборкой, динамическое запоминающее устройство с произвольной выборкой) или любой другой известный вид накопителя информации.

Модуль 616 памяти может быть связан с процессорным модулем 614 и может быть настроен для хранения, в качестве неограничивающего примера, базы данных и т.п. Дополнительно модуль 616 памяти может представлять динамически обновляющуюся базу данных, содержащую таблицу для обновления базы данных, и т.п. В модуле 616 памяти также может храниться компьютерная программа, выполняемая процессорным модулем 614, операционная система, прикладная программа, предварительные данные, используемые при выполнении программы, и т.п.

Модуль 616 памяти может быть связан с процессорным модулем 614 таким образом, чтобы процессорный модуль 614 мог считывать информацию из модуля 616 памяти и записывать информацию в модуль 616 памяти. Например, процессорный модуль 614 может осуществлять доступ к модулю 616 памяти для получения информации о скорости летательного аппарата, положении управляющих поверхностей летательного аппарата, угле атаки, числе Маха, высоте полета летательного аппарата, скорость 422 вращения лопастей и т.п.

В качестве примера, процессорный модуль 614 и модуль 616 памяти могут находиться в соответствующих специализированных интегральных схемах. Модуль 616 памяти также может быть встроен в процессорный модуль 614. В одном примере осуществления изобретения модуль 616 памяти может содержать кэш-память для хранения временных (промежуточных) переменных или другой промежуточной информации во время выполнения команд процессорным модулем 614.

Различные соединительные средства 612 могут включать в себя любую технологию соединения, пригодную для использования в системе 600. Различные соединительные средства 612 могут включать в себя, в качестве неограничивающего примера, физическое соединение, такое как клеевое или сварное соединение, электронную связь и т.п.

На фиг.7 приведена иллюстративная блок-схема выполнения процесса 700 уменьшения скорости поля течения в одном варианте осуществления настоящего изобретения. Различные операции, выполняемые в связи с осуществлением процесса 700, могут выполняться механическими, программными, аппаратными, программно-аппаратными средствами, машиночитаемым носителем информации, содержащим команды, выполняемые компьютером для осуществления процессов и методов, или любой комбинацией таких средств. Следует учесть, что процесс 700 может включать в себя любое число дополнительных или альтернативных операций (задач), причем представленные на фиг.7 операции не обязательно должны выполняться в показанном порядке, а процесс 700 может быть включен в другую процедуру или процесс более высокого уровня, имеющую(-ий) дополнительную функциональность, в данном описании подробно не рассматриваемую.

В целях пояснения приведенное ниже описание процесса 700 может ссылаться на элементы, упомянутые выше при рассмотрении фиг.2-6. В практических вариантах осуществления изобретения части процесса 700 могут выполняться различными элементами системы 600, такими как аэродинамическая конструкция 602, модификатор 604 аэродинамической конструкции, движитель 606, аэродинамический орган